直升機(jī)底部復(fù)合材料壁板固化參數(shù)優(yōu)化

趙云+李建偉+張少華

摘 要：復(fù)合材料被廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域，大型整體成型技術(shù)是復(fù)合材料發(fā)展的方向和關(guān)鍵技術(shù)之一。從工藝層面入手，結(jié)合某型直升機(jī)底部壁板的實際制造問題，通過分析試驗結(jié)果，優(yōu)化了理論固化參數(shù)，達(dá)到了預(yù)定目標(biāo)，大大降低了產(chǎn)品的報廢率，節(jié)約了生產(chǎn)成本。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；復(fù)合材料；固化參數(shù)；生產(chǎn)成本

中圖分類號：V258 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.19.016

復(fù)合材料具有輕質(zhì)、高強(qiáng)度和可設(shè)計性優(yōu)越等性能，所以，它被廣泛應(yīng)用于航空、航天等高科技領(lǐng)域。整體成型技術(shù)是復(fù)合材料設(shè)計制造過程中的關(guān)鍵技術(shù)，是減少零件和緊固件數(shù)目，減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，降低生產(chǎn)成本、裝配成本的有效途徑。而大量的復(fù)合材料也被廣泛應(yīng)用于直升機(jī)生產(chǎn)領(lǐng)域。隨著復(fù)合材料制造工藝技術(shù)的提高，復(fù)合材料零件的設(shè)計也趨向大型化和整體化。底部壁板是復(fù)合材料大型化、整體化成型技術(shù)在直升機(jī)領(lǐng)域的典型應(yīng)用。

1 直升機(jī)底部壁板特點

某型機(jī)尾梁采用的是泡沫加強(qiáng)筋多框板共固化復(fù)合材料零部件。底部壁板是尾梁中最大的部件之一，零件長約4 m，最寬處約1.8 m，零件質(zhì)量約24 kg。

該零件使用的材料是國產(chǎn)5224樹脂體系預(yù)浸料。在使用過程中，要按照工藝規(guī)范或材料標(biāo)準(zhǔn)，在130～140 ℃施加0.1～0.6 MPa的外壓。但是，由于底部壁板尺寸超大，僅真空袋一次使用量就需要16 m2以上，所以，制作真空袋的難度很大，很難保證真空袋的制作質(zhì)量，并且很多真空袋制作缺陷（砂眼、架橋等）在抽真空條件下是無法發(fā)現(xiàn)的，經(jīng)常在130～140 ℃打壓時出現(xiàn)真空袋破裂的情況，導(dǎo)致零件直接報廢，進(jìn)而造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失。材料標(biāo)準(zhǔn)和工藝規(guī)范中規(guī)定的固化參數(shù)都是在理想情況下（標(biāo)準(zhǔn)試片和標(biāo)準(zhǔn)工裝）測試、總結(jié)出來的。而底部壁板工裝為20#鋼，質(zhì)量約為3.4 t，實際模具熱容、熱分布與理想情況相差甚遠(yuǎn)，導(dǎo)致按照材料標(biāo)準(zhǔn)和工藝規(guī)范規(guī)定的固化參數(shù)固化出來的零件質(zhì)量達(dá)不到要求。因此，為了制造合格的底部壁板，必須優(yōu)化打外壓的溫度和時間，規(guī)避真空袋制作過程中存在的缺陷，從而提高零件合格率。

2 底部壁板成型工藝

2.1 底部壁板結(jié)構(gòu)形式

底部壁板是由蒙皮、加強(qiáng)筋和8個框板組成，如圖1所示。蒙皮和框板為碳纖維預(yù)浸料，加強(qiáng)筋則由PMI泡沫和碳纖維預(yù)浸料組成。加強(qiáng)筋和框板將零件分隔成近100個獨(dú)立的單元格，每個單元格相當(dāng)于1個小的零件。制作真空袋時，必須很小心地處理每個單元格的拐角位置，因為只要有一處架橋，都可能導(dǎo)致整個零件報廢，造成極大的經(jīng)濟(jì)損失。

2.2 成型工藝

加強(qiáng)筋芯材加工流程如圖2所示。

3 技術(shù)關(guān)鍵及難點

3.1 打壓點的選擇

目前，軍機(jī)大部分采用的是國產(chǎn)預(yù)浸料，由于國產(chǎn)預(yù)浸料使用的樹脂黏度、凝膠點等不是十分穩(wěn)定，所以，依照621所的材料規(guī)范，打壓窗口只有5～10 ℃，難以控制——如果打壓過早，就會導(dǎo)致零件貧膠；如果打壓過晚，則會導(dǎo)致零件分層，而這兩種情況都會直接導(dǎo)致零件報廢。

3.2 真空袋制作

底部壁板的零件被框板和加強(qiáng)筋分隔成近100個獨(dú)立的小區(qū)域，制作的真空袋必須保證無一處架橋。但是，因為零件比較大，通過人工檢查很難發(fā)現(xiàn)問題，一旦遺漏就會使真空袋爆裂，使零件直接報廢。

4 工藝（試驗）方案優(yōu)化

4.1 確定總體工藝方案

5224樹脂為熱固性樹脂，在固化過程中，會釋放熱量，具體如圖3所示。按照材料標(biāo)準(zhǔn)，推薦固化溫度為（180±5） ℃，固化時間為120～150 min，加壓點為140～145 ℃時，保溫30～60 min。

從圖3中可以看出，當(dāng)溫度為150 ℃后，反應(yīng)熱進(jìn)入一個峰值，所以，在150 ℃之前保溫30～60 min，減緩反應(yīng)熱的釋放。這對避免樹脂爆聚、提高樹脂固化質(zhì)量是非常必要的。但是，樹脂的膠聯(lián)固化反映是隨時發(fā)生的，特別是在140～145 ℃保溫30～60 min后，零件已經(jīng)發(fā)生了部分固化，樹脂流動性變差，這時打壓很容易發(fā)生局部貧膠、缺膠，而且它是一個不可逆的過程，一旦發(fā)生真空袋爆裂，就會直接出現(xiàn)零件報廢的情況。

參照國外的規(guī)范，大部分熱壓罐成型復(fù)合材料零件采用的打壓點和保溫點不是同一溫度，絕大部分采用的是常溫打壓。常溫打壓的好處是真空袋爆裂后，可以終止固化過程，重新制作真空袋，減少零件報廢造成的損失。但是，由于5224樹脂體系預(yù)浸料工藝性能與國外預(yù)浸料相比穩(wěn)定性較差，根據(jù)材料標(biāo)準(zhǔn)推薦的工藝參數(shù)可知，其存在一定的風(fēng)險，因此，研究大型零件的固化工藝參數(shù)是十分必要的。

由于底部壁板零件的質(zhì)量達(dá)25 kg，直接用于試驗顯然不合適。因此，標(biāo)準(zhǔn)試片采用不同的固化參數(shù)進(jìn)行固化，然后測試標(biāo)準(zhǔn)試片的力學(xué)性能，最后根據(jù)測試結(jié)果分析、評估打壓點對零件成型質(zhì)量的影響，并總結(jié)制訂底部壁板等大型復(fù)合材料的零件固化工藝參數(shù)。

4.2 工藝步驟

綜上所述，總結(jié)試制工藝如下：①收集數(shù)控下料同一批次5224/CF3052。②用5224/CF3052邊角料鋪標(biāo)準(zhǔn)平板，尺寸為150 mm×200 mm，7層0°方向。③利用熱壓罐空閑進(jìn)罐固化，分4組固化（A，B，C，D），每組三片（A1、A2、A3，B1…）。A組，加外壓溫度為常溫，其他參數(shù)與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；B組，加外壓溫度為70 ℃，其他參數(shù)與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；C組，加外壓溫度為100 ℃，其他參數(shù)與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；D組，加外壓溫度為130 ℃，其他參數(shù)與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后三個位置。④各個試片固化后，送理化測試層間剪切強(qiáng)度（有條件測孔隙率）。⑤統(tǒng)計各試片測試值。⑥分析總結(jié)。

5 驗證試驗

5.1 測試結(jié)果

制作完成的試片作理化強(qiáng)度測試，結(jié)果如表1所示。各組試片剪切強(qiáng)度曲線如圖4所示。

5.2 測試數(shù)據(jù)分析

由測試結(jié)果可知：①打壓點溫度對試片的接切強(qiáng)度影響不大；②在100 ℃之前打壓試片，剪切強(qiáng)度基本無變化；③在130 ℃以后打壓，試片的剪切強(qiáng)度略有下降。

從測試數(shù)據(jù)結(jié)果分析來看，基本與實際零件生產(chǎn)的經(jīng)驗相符，所以，可以肯定這不是偶然。

從試驗結(jié)果可以看出，打壓點只能提前，不能推遲，特別是真空袋熱壓罐成型工藝零件固化打壓點要盡量選取在樹脂流動性比較好的時候，因此，國外預(yù)浸料采用常溫打壓是有道理的。所以，將底部壁板等大型復(fù)雜零件的固化工藝參數(shù)改為常溫打壓，為了避免升溫過程中真空破裂的風(fēng)險，有必要進(jìn)行耐壓測試。固化參數(shù)為：真空0.08～0.098 MPa，加外壓0.3 MPa，保持10 min后卸壓到0.15 MPa；以0.55～3 ℃/min的升溫速率，先升溫到130～135 ℃保持30 min，然后，繼續(xù)升溫到（180±5）℃，保溫保壓120～180 min，最后，以不大于4 ℃/min的降溫速率降溫到60 ℃以下卸壓、出爐。

6 總結(jié)

目前，這項參數(shù)優(yōu)化結(jié)果已經(jīng)被成功應(yīng)用于某系列型機(jī)尾梁壁板零件的生產(chǎn)中，而零件的報廢率也由之前的20%降低到5%以下，大大降低了制造成本，為該系列型機(jī)批產(chǎn)任務(wù)的順利完成提供了有力的保障，同時，也為其他大型復(fù)合材料成型技術(shù)提供了寶貴的實踐經(jīng)驗。

參考文獻(xiàn)

[1]龐杰，黃傳勇.復(fù)合材料整體壁板固化變形控制方法研究[J].計算機(jī)仿真，2013（3）：119-123.

[2]任曉華.航空復(fù)合材料制造技術(shù)發(fā)展[J].航空科學(xué)技術(shù)，2010（4）：2-5.

[3]游軍游，周富民，喬鵬.淺析復(fù)合材料在武裝直升機(jī)上的應(yīng)用[J].中國科技信息，2013（18）：138.

作者簡介：趙云（1984—），男，安徽南陵人，碩士，工程師，主要從事航空裝備質(zhì)量監(jiān)督方面的研究。

〔編輯：白潔〕

Optimization of Curing Parameters of Composite Panels in the Bottom of Helicopter

Zhao Yun， Li Jianwei， Zhang Shaohua

Abstract： Composite materials are widely used in the aviation field， and the large-scale integrated molding technology is one of the key technologies in the development of composite materials. In this paper， based on the process level， combined with the actual manufacturing problems of the bottom wall of a helicopter， through the analysis of the experimental results， the theory of curing parameters， to achieve a predetermined target， greatly reducing the products scrap rate， saving the cost of production. Key words： helicopter； compound material； curing parameter； production costs